面元法气动力计算

大展弦比柔性机翼气动弹性分析中的气动力方法研究进展

大展弦比柔性机翼气动弹性分析中的气动力方法研究进展杨超;杨澜;谢长川【摘要】近20年来长航时飞行的需求强烈,大柔性飞行器的几何非线性气动弹性问题逐渐凸显,使得气动弹性力学面临新的挑战.本文针对大展弦比大变形的柔性飞行器,调研和分析了目前几何非线性气动弹性工程研究领域中主要使用的气动建模方法,着重介绍基于片条理论、面元法和计算流体力学(Computational Fluid Dynamics,CFD)技术等气动建模方法在静、动气动弹性分析中的主要特点、研究现状与应用状况,并对大展弦比大变形机翼的气动弹性分析中气动力方法的发展提出若干建议,供气动弹性基础研究和工程应用研究人员参考.【期刊名称】《空气动力学学报》【年(卷),期】2018(036)006【总页数】10页(P1009-1018)【关键词】气动弹性;大展弦比机翼;几何非线性;气动建模【作者】杨超;杨澜;谢长川【作者单位】北京航空航天大学航空科学与工程学院,北京 100191;航空器先进设计技术工信部重点实验室,北京 100191;北京航空航天大学航空科学与工程学院,北京 100191;航空器先进设计技术工信部重点实验室,北京 100191;北京航空航天大学航空科学与工程学院,北京 100191;航空器先进设计技术工信部重点实验室,北京100191【正文语种】中文【中图分类】V211.470 引言自20世纪90年代末起，由于长航时无人机、大型运输机和大型客机等长航时飞行器的高性能要求，高升阻比和轻质结构的设计充分体现在大展弦比机翼设计中，随之而来的一类新的非线性气动弹性问题开始受到关注，即大柔性飞行器的大变形几何非线性气动弹性问题。

采用轻质材料的大展弦比机翼是该问题的主要研究对象，其力学本质在于结构求解中的小变形假设不再适用，结构受力变形后的平衡态相对未变形的结构呈现明显的几何差异，结构的承载和变形状态引起的几何非线性因素使得结构静、动特性发生改变，并且改变静、动气动弹性耦合关系，从而使气动弹性的研究及应用面临新的挑战。

高超声速飞行器建模研究

高超声速飞行器建模研究作者：欧阳一方来源：《科技创新导报》 2014年第23期欧阳一方(中国商飞上海飞机设计研究院上海 201210)摘要：该文基于NASPWinged-cone高超声速飞行器模型，研究了高超声速飞行器六自由度模型建立方法，并基于面元法计算的气动力对其纵向模态特性进行了初步研究，了解了高超声速飞行器纵向长短周期特性。

该建模方法为初步分析、计算、模拟和表征高超声速飞行器运动规律的研究提供了方法。

关键词：高超声速飞行器六自由度纵向模态特性中图分类号：V475文献标识码:A文章编号:1674-098X(2014)08(b)-0059-02高超声速飞行器一般是指飞行速度超过5倍音速的飞机、导弹、炮弹之类的有翼或无翼飞行器。

我国对高超声速技术的研究还处在起步阶段，正积极研究高超声速飞行器关键技术中的核心问题。

该文主要针对高超声速飞行器的气动特性，进行六自由度仿真模型建立及纵向模态特性分析的初步研究工作。

1 高超声速飞行器六自由度建模1.1 高超声速飞行器建模通常综合考虑运动学、动力学、空气动力学、发动机及大气环境等数学模型，建立高超声速飞行器模型。

在模型建立之前应进行相应的简化假设：高超声速飞行器为刚体，质量为常数；忽略地球自转，假设地面坐标系为惯性坐标系；忽略地球曲率，假设地球为平面；机体坐标系X轴和Y轴位于高超声速飞行器对称面，且飞机几何外形及质量分布对称；忽略来流压缩性；忽略发动机喷流对机体来流的相互干扰；合外力综合作用于重心[4]。

1.2 高超声速飞行器运动方程高超声速飞行的动力学方程，可以通过牛顿第二定律导出，它在地坐标系中的表达式为[5]：速度和角速度在机体坐标系中的表达式为：假设发动机推力T沿机身轴线，忽略发动机安装角，通过气流坐标系转换到机体坐标系，则（5）式可以表示为：1.3 空气动力学模型1.4 高超音速飞行器发动机模型发动机采用文献[6]提供的模型，其推力表达式为：式中，为空气质量流量；为燃料质量流量；为燃气排气速度；为真空速；为喷管出口截面积；为喷气出口截面静压力；为大气压力。

低攻角下二维软帆空气动力特性数值模拟

，●● ● ●● ● Ｃ ● ●● ● 【 ● ● ● ● ● ● ●
在保证计算精度的情况下，为使收敛速度加快，文中取ＡＣ和ＡＣ的收敛范围为
１０Ｉ ≤００１Ａ１ △ ．ＣＣ
．
３算例与计算结果分析
为了与文献［０中的试验值进行对比，文中算例的计算参数如下：１］
ｃ１５＝；
．
１
０．｝５００４
— —一试验值
８１２
ｌ６
／ｏ（）
图４升力系数对比图中 Nhomakorabea国
造
船
学术论文
由表１和图４可知，当＝０。～７５时，文中计算值与试验值吻合良好，具有很高的参考价值；．。攻角大于７５时，随着粘性作用逐渐显现，计算值与试验值的差距越来越大。．。
为止。
上述过程中有两处需指定收敛条件：
’
第一，在确定与压力分布相适应的帆面形状时，需指定在假设的下，计算出来的帆面弦长与
给定的弦长的差值 △Ｃ在何种收敛范围内可停止计算。第二，前后两次迭代计算所得的Ｃ差值ＡＣ７何收敛范围内可停止计算。１在
，
：
／（
Ｃ）
（）４
式中，
得到：
为无穷远处来流速度，ＡＣｅ为帆面上下局部压力差系数，Ｃｒ为张力系数，为流体密度。
：

【国家自然科学基金】_气动力计算_基金支持热词逐年推荐_【万方软件创新助手】_20140730

2008年序号 1 2 3 4 5 6 7 8 9 10 11 12 13 14 15 16 17 18 19 20 21 22 23 24 25 26 27 28 29 30 31 32 33 34 35 36 37 38 39 40 41 42 43 44 45 46 47 48 49 50 51 52
科研热词数值模拟颤振气动弹性气动力覆冰导线流固耦合气动特性鲁棒颤振分析风洞试验静气动力系数速压摄动空气动力学热颤振涡激振动横风模型确认桁架结构主梁斜风几何非线性不确定性建模 cfd 鲁棒性驻点热流驰振振幅驰振临界风速驰振飞行力学风-车-桥系统颤振激励器颤振抑制颤振临界风速频域μ 分析频域非结构动网格非线性气动力非线性动态逆非线性动力特性系数非线性非定常流非定常气动载荷非定常气动力静风稳定性静动态分析限制速度降阶模型防舞闭口箱梁铁路车辆速度分布函数迷宫密封连续性远程导弹
53 54 55 56 57 58 59 60 61 62 63 64 65 66 67 68 69 70 71 72 73 74 75 76 77 78 79 80 81 82 83 84 85 86 87 88 89 90 91 92 93 94 95 96 97 98 99 100 101 102 103 104 105 106
107 108 109 110 111 112 113 114
ቤተ መጻሕፍቲ ባይዱ
不确定因素不可压流上反角 t 型尾翼 rom grace arma降阶模型 3211多阶跃
1 1 1 1 1 1 1 1
107 108 109 110 111 112 113 114 115 116 117 118 119 120 121 122 123 124 125 126 127 128 129 130 131 132 133 134 135 136 137 138 139 140 141 142 143 144 145 146 147 148 149 150 151 152 153 154 155 156 157 158 159 160

气动力计算公式

气动力计算公式
气动力是指空气对物体的作用力，其大小与物体的形状、速度、密度等因素有关。

常见的气动力计算公式有：
1. 空气阻力公式：Fd=ρv^2CdA。

其中，Fd表示空气阻力，ρ表示空气密度，v表示物体速度，Cd表示阻力系数，A表示物体在垂直于运动方向上的投影面积。

2. 升力公式：Fp=ρv^2ClA。

其中，Fp表示升力，Cl表示升力系数，其他符号同上。

此外，对于飞行器（如飞机），通常取一个原点位于飞行器重心的气流坐标系，将空气动力分解为三个方向上的分量。

设坐标系的x轴平行于气流方向且正向与气流方向相反，y轴在飞行器对称面内与x轴垂直且正向指向飞行器上方，z轴垂直于xy平面，指向右翼。

则合力在x、y、z三个轴上的分量分别称为阻力、举力和侧向力。

若空气动力作用点与飞行器重心不重合，则飞行器还受到一个合力矩的作用，它在x、y、z三个轴上的分量分别称为滚转力矩、偏航力矩和俯仰力矩。

以上信息仅供参考，建议查阅空气动力学书籍或者咨询专业人士以获取更准确的信息。

大展弦比桁架支撑机翼静气动弹性问题研究

大展弦比桁架支撑机翼静气动弹性问题研究王丽莎; 曹旭; 石晓锋; 郭兆电【期刊名称】《《航空科学技术》》【年(卷),期】2019(030)007【总页数】6页(P27-32)【关键词】桁架支撑机翼; 大展弦比; 静气动弹性【作者】王丽莎; 曹旭; 石晓锋; 郭兆电【作者单位】航空工业第一飞机设计研究院陕西西安 710089【正文语种】中文【中图分类】V214传统桁架支撑机翼构型在小型飞机及通用飞机上应用较多，能够有效弥补小型飞机机翼结构高度较小而引起的结构强度与刚度不足问题，但未充分挖掘桁架支撑机翼在增大机翼展弦比从而提升飞机升阻比与巡航效率方面的潜力[1]。

20 世纪70年代以来，桁架支撑机翼布局形式在大中型运输机上的应用研究越来越引起重视。

美国国家航空航天局（NASA）、波音公司、弗吉尼亚理工大学与佐治亚理工学院等科研院所、航空企业与高校均对该种布局形式运输机开展了较为深入的研究论证[2～4]。

欧洲空客公司也推出了基于桁架支撑机翼构型的A30X-C2飞机概念[5]。

而国内目前尚未见有针对该种布局的系统研究。

相关研究结果表明，桁架支撑机翼构型能够显著减轻结构重量（质量），增大机翼展弦比，进而提高飞机升阻比，降低油耗，因此桁架支撑机翼构型成为一种很有潜力的未来运输机布局方案[2～5]。

在气动方面，桁架支撑机翼通过加装机翼支撑结构，可以有效降低机翼弯曲载荷，进而以较小的重量代价大幅度提高机翼展长与展弦比，降低诱导阻力；此外，机翼弦长减小，机翼相对厚度也可以降低，有利于增大边界层转捩雷诺数，扩大层流区，进而降低摩擦阻力；但是机翼与桁架连接处的结构带来了额外的干扰阻力。

结构方面，桁架支撑这种新的布局形式使得内翼段承受的弯矩减小、主翼面盒段更轻、更薄，从而使得机翼柔性更大。

同时，桁架支撑结构使得机翼结构传力方式不同于常规机翼，结构中的轴向内力传到内翼段，使得机翼结构和桁架支撑不仅受到弯曲作用，还受到拉/压力作用[6,7]。

空气动力学的力量计算公式

空气动力学的力量计算公式空气动力学是研究物体在空气中受到的力和运动的学科。

在空气动力学中，力的计算是至关重要的，因为它可以帮助我们理解物体在空气中的运动规律。

在本文中，我们将讨论空气动力学的力量计算公式，以及这些公式的应用。

空气动力学的力量计算公式可以分为两类，气动力和阻力。

气动力是指物体在空气中受到的推力或拉力，而阻力则是物体在空气中受到的阻碍运动的力。

下面我们将分别介绍这两种力的计算公式。

首先是气动力的计算公式。

气动力的大小取决于物体的形状、速度和空气的密度。

一般来说，气动力可以通过以下公式进行计算：F = 0.5 ρ v^2 A Cd。

其中，F表示气动力的大小，ρ表示空气的密度，v表示物体的速度，A表示物体的横截面积，Cd表示物体的阻力系数。

这个公式告诉我们，气动力与空气密度、速度的平方和物体的横截面积成正比，与物体的阻力系数成反比。

这个公式在飞行器设计和空气动力学研究中有着广泛的应用。

接下来是阻力的计算公式。

阻力的大小取决于物体的形状、速度和空气的密度。

一般来说，阻力可以通过以下公式进行计算：D = 0.5 ρ v^2 A Cd。

其中，D表示阻力的大小，ρ表示空气的密度，v表示物体的速度，A表示物体的横截面积，Cd表示物体的阻力系数。

这个公式与气动力的计算公式非常相似，只是它们的物理意义不同。

阻力的大小与空气密度、速度的平方和物体的横截面积成正比，与物体的阻力系数成反比。

以上是空气动力学的力量计算公式，它们可以帮助我们理解物体在空气中受到的力和运动规律。

这些公式在飞行器设计、汽车设计和建筑结构设计等领域都有着重要的应用。

通过对这些公式的研究和应用，我们可以更好地理解物体在空气中的运动规律，从而设计出更加高效和安全的产品。

除了以上介绍的气动力和阻力的计算公式，空气动力学还涉及到其他一些力的计算公式，比如升力的计算公式和升阻比的计算公式。

这些公式在飞行器设计和空气动力学研究中也有着重要的应用。

弹性载荷设计中插值方法的研究

2020年第4期总第139期2020 No. 4Sum No. 139民用飞机设计与研究Civil Aircraft Design & Researchhttp : //myfj. cnjoumals. com myfj_sadri @comae, cc (021)20866796DOI ： 10.19416/j. enki. 1674 -9804.2020.04.010弹性载荷设计中插值方法的研究刘晓晨** 通信作者.E-mail : liuxiaochenl @ comae, cc引用格式：刘晓晨.弹性载荷设计中插值方法的研究[J]•民用飞机设计与研究,2020(4)：52・56. LIU X C. The interpolationmethod in elasticity load design [J]. Civil Aircraft Design and Research ,2020 (4) ：52-56( in Chinese).（上海飞机设计研究院，上海201210）摘要：通过对考虑静气动弹性影响的载荷设计中多种插值方法的研究与比较，对适用于三维情况下的气动和结构模型之间耦合计算时的载荷传递和位移插值方法进行原理分析和优劣比较,最终确定了曲面样条函数和形函数面积坐标加权两种数据传递方法，分别对其进行了公式推导与编程实现，并利用已有的算例模型计算得出的各项气动力数据调用程序进行插值计算,最后将插值前后的结果进行对比来验证程序的合理性。

关键词：气动弹性;气动载荷;结构变形;插值中图分类号：V211.47文献标识码：A OSID ：0引言在飞机的概念和详细设计过程中，气动与结构模型两者之间的耦合作用一宜是国内外近些年来考虑弹性效应的载荷设计中重点研究的问题之一⑷。

由于气动和结构有限元模型的表面网格单元疏密和大小等各有特点，因此必须找到适合两者网格之间载荷和变形等不同信息的传递方法,才能进行结构和气动之间的耦合计算和分析⑵。

非定常气动力计算与颤振分析

由上述约束条件及其他约束条件可以将拟合公式中 A0、 A1 和 A2 分别转化为减缩频率 k、D 和 E 矩阵的表达式，以进一步给出其他非约束减缩频率点处的气动力系数拟合公式。
为了进一步求得拟合公式的解，MS 法需要先给定 R 的矩阵元素，再由最小二乘法确定矩阵 D 和 E。首先，给定矩阵 E，按行拟合出矩阵 D。其次，由现有的矩阵 R 和 D，按列拟合求出矩阵 E。最后，计算拟合的精度，如果拟合的精度不满足要求，就重复前面的拟合过程，反复迭代计算 D-E-D，直到得到满意的拟合结果。一般情况下，迭代 10
当飞行器包括控制系统时，必须要着重考虑控制系统矩阵转换得到；S 为网格面积的加权矩阵，其对角项为各气
与弹性机体结构之间的耦合作用，也就是气动伺服弹性力学动网格的面积；∆p 为气动面元网格的压力分布。
（ASE）。传统飞控系统通常采用 SISO 控制方式，工程中仍
根据非定常气动力理论，根据网格控制点满足的积分方
0.5
75
0.3
60
阻尼系数频率/Hz
0.1
45
-0.1
30
-0.3
15
-0.5 0
100 200 300 速度/（m·s-1）
400 500
0
100 200 300 400 500
速度/（m·s-1）
机翼一阶弯曲
机翼一阶扭转
机翼一阶弯曲
机翼一阶扭转
机翼二阶扭转机翼面内模态
机翼二阶弯曲
机翼二阶扭转机翼面内模态
次即可收敛。
当求出各系数矩阵后，令 s=ik（s 为拉普拉斯算子），将
减缩频率转化为拉氏变量，气动力拟合如公式（8）所示。
Qq(k) =A0+A1s+A2s2+D（sI-R）-1Es

基于涡流增升效应的飞机编队飞行性能提升研究

基于涡流增升效应的飞机编队飞行性能提升研究【摘要】在自然界中随处可见鸟类利用编队飞行完成长距离迁徙，以达到节省体力的目的，这正是合理利用翼尖涡所产生的结果，这一原理同样可以应用于飞机编队飞行。

本文主要研究了飞机编队飞行原理、不同编队位置对后机的气动影响及对后机的飞行性能影响等，给出了相应的分析结论和某型飞机进行编队飞行时的位置选择建议。

【关键词】编队飞行仿真计算气动增益1概述在自然界中随处可见鸟类利用编队飞行完成长距离迁徙，如大雁、鹈鹕、鹤等。

编队飞行的雁群，可以合理的利用头雁以及编队中其它大雁产生的翼尖涡，从而达到节省体力、增加飞行距离的目的。

1970年，Lissaman和Shollenberger 的研究表明，从理论上讲，一个由25只鸟组成的群体飞行距离要比一只单独飞行的鸟增加70%[1]。

Weimerskirch等人报道的试验结果表明，大型白色鹈鹕编队飞行时心率比单独飞行或利用地效飞行的鸟类心率低14.5%[2]。

虽然鸟类编队飞行也可能有行为上的原因，但理论和试验已经证明，编队飞行中因气动增益会带来能量消耗减少。

理论分析表明，以编队飞行的飞机与以编队飞行的鸟类有相似的好处。

由领航飞机的翼尖涡产生的上洗气流导致后机升力矢量向前旋转，使后机总阻力（主要是诱导阻力）减小，从而减少后机持续飞行时所需的推力和燃油消耗。

已经通过一些手段，如计算分析、风洞试验、飞行试验等表明，编队飞行会显著减少后机的总阻力和燃油消耗量。

2飞机编队飞行气动增益原理尾流主要由发动机紊流、附面层紊流和翼尖涡组成，其中发动机紊流、附面层紊流影响范围非常有限，而翼尖涡对后机的影响最大[3]。

飞机飞行中，根据伯努利方程，机翼下表面的气压大于上表面，由于上下表面的压差使得气流从下翼面绕过翼尖流到上翼面，同时其仍具有相对机翼向后流动的速度，因此在机翼后方形成一对翼尖涡。

从飞机后方向前看，左侧漩涡顺时针旋转，右侧漩涡逆时针旋转。

翼尖涡向后、向下、向内运动。

高超声速飞行器参数化几何建模研究

ＫＥＷＯＤＳＡｒａｅｓｒｍｅｔｒｉ；ａａｅｒｅｍｔｃｍｅ；ｅｏｙａｃｃａｃｒｔＹＲ：ｉｒ／ｃａｊｉｅａｏＰｒｍｔｃｇｏｅｏｌＡｒｄｎｍｈａｔｓｃｆｍｔｎｇｔｎｉｉｒｄｉｒｅｉｉ
为了提高飞行器的总体性能，必需对飞行器进行机体／推进
Ｇｉｎ—ｌ，ＡＮＧＳｕ，ＨＥＪｎ，ＩＡＯＪａｉＴｈｏＣｉｇＪＡＮＧＺｉｕｈ —ｇｏ
（ｏｅｅｏＡｔｎｕｃ，ｏｔｗｓｒｏｙｃｎｃｎｅｓｙＸ＇ｈｎｉ１０２ＣｉａＣｌｇｆｓｏａｔｓＮｒｅｔｎＰｌｅｈｉａＵｉｒｔ，ｉｎＳａｘ７０７，ｈｎ）ｌｒｉｈｅｔｌｖｉａ
（西北工业大学航天学院，陕西西安７０７）１０２摘要：针对高超声速飞行器设计由于采用吸气式冲压发动机带来的机体／推进系统一体化而带来的优化设计问题，同时也为
了进行总体优化布局，必须建立参数化几何模型。通过采用部件分解法，拟合曲线，坐标变换和旋转，拉伸截面，从而建立了高超声速飞行器类乘波体的完整的参数化几何模型。同时采用工程算法和ＣＤ软件对其进行气动特性计算，Ｆ工程算法的
１弓言ｆ
高超声速技术是２世纪航空航天技术领域的战略制高１点，高超声速飞行器具有速度快、突防能力强等特点，成为当
系统一体化优化设计。而参数化模型是总体优化设计的
基础。
本文根据现有资料，并借鉴了Ｘ一３的外形设计，４建立

基于网格面元法的高超声速飞行器性能分析

ＪＡＮＧＺｉｇｏＣｉｇＩｈ — ｕ，ＨＥＪｎ
（ｏｅｅｏｓｏａｔｓＮｒｗｓｒｏｔｈｉｌｎｅｉ，ｉａｈｎｉ１０２ｈａＣｌｇｆｔｎｕｃ，ｏｔｅｔｎＰｌｅｎａＵｉｒｔＸ ’ｎＳａｘ０７，Ｃｉ）ｌＡｒｉｈｅｙｃｃｖｓｙ７ｎ
ｓｒａｅｅｅｎｄｌｕｃｌｍｅｔｍｏｅｉｆｎｇ，ｅｇｎｅｒｎａｃａｉｎｉｅｓｂｅｍｅｈｏ．Ｆｉｓａａｔｒｍｏｅｉｇｍｅｈｄｉｓｄｔｎｉｅｉｇｃｌｕｌｔｏｓａｆａｉｌｔｄｒｔｐｒｍｅｅｄｌｎｔｏｓｕｅｏｂｌｅｍｅｒｄｅ，ｔｎｈｕｆｃｌｍｅｄｌｎｓｏｔｕｔｄｈｏｇｃｍｐｏｎｓｅｏｍｐｓ．Ｉｈｕｉｄａｇｏｔｙｍｏｌｈｅｔｅｓｒａｅｅｅｎｔｍｏｅｉｇｉｃｎｓｒｃｅｔｒｕｈｏｎｅｔｄｃｏｅｎｔｅｅｄ，ａｒｄｎｍｉｏｃｎａａｒｓｅｔｏｒａｃａｅｉｇｅｇｎｅｍｅｈｄＴｈｅｕｔｈｏｔａｈｅｃｍｐｎｅｏｙａｃｆｒｅａｄｒｄｒｃｏｓｓｃｉｎａｅｃｌｕｌｔｄｕｓｎｎｉｔｏ．ｅｒｓｌｓｓｗｈｔｔｏｕ—
中图分类号：４１．Ｖ１１８文献标识码：Ｂ
ＰｅｆｒａｅＡｎｌｓｓｏｐｒｏｉｈｃｅＢａｅｏｒｏｍｎｃａｙｉｆＨｙｅｓｎｃＶｅｉｌｓｎ

高超声速气动力的工程预测(面元法)
--程序运行及结果
一、面元法进行高超声速飞行器气动力计算的步骤
1、将飞行器表面划分为若干面元
2、计算几何面积参数
3、计算面元冲击角
4、计算面元的压力系数
5、计算飞行器的气动力
二、编程实现及计算结果
1、编写c语言程序获得结果数据以文本格式输出
2、用Matlab读取文本将结果数据以曲线形式表达如下
三、几点说明
1、计算面元压力系数时采用的是牛顿理论
2、由于计算面元压力系数采用牛顿理论, 故结果与马赫数大小无关.。

基于自由涡尾迹法和面元法全耦合风力机气动特性计算

叶素动量理论、尾迹和计算流体力学（ｏ涡Ｃｍ—
ｐｔｎｌｌｉｙａｃ，Ｆ方法。ｕｉａｆｄｄｎｍｉＣＤ）ｏｕｓ叶素动量理论因为模型比较简单，容易理解，算快捷，计工程上已
被广泛应用，是需要经过多种修正才能得到满意但的结果。而且叶素动量理论仅局限于做单独风轮的
难应用于实际的工程中，以亟需发展一种快速且所
取一段涡线为研究对象，自由尾迹方法中，在根据涡线随当地流速自由移动的假设，涡线控制方程的偏微分形式为
精度又能满足要求的模型来解决这一问题。鉴于此，文建立了一种自由涡尾迹与面元全本
别表示了附着涡环量沿展向及方位角上的变化，如
图１示。对环量场的描述可以写为所
ｄ一１ｄＦｏｒ＋０ｆ１ｄ＂
－＝
（）２
圆柱段的气动特性才能保证气动性能计算结果的准
确性。机舱及塔架毕竟处在风力机近尾迹流场中，因
ｅｃｄｂｓｆｓｌｅｉｃｕｉｇｎｃｌｎｗｒｅ～ｋ／ａｅｍｏｅｃｕｌｔｏｒｓｎｅｎｅｙｉｕｅａｌｄｎａｅｌａｄｔｅ．Ａｆｅｗａｅｐｎｌｄｌｏｐｅｍｅｈｄｉｐｅｅｔｄｔｇｎｅｏｒｄｓ
由来流之间的关系分析时，出只有充分考虑根部提
式中：为风轮直径；。为来流速度；为风轮旋ＤＶ。ｎ转角速度；ｔ示取整数。ｉ表ｎ

亚、超音速定常位流的面元法

亚、超音速定常位流的面元法面元法是一种比较流行的数值计算方法，它主要用于模拟空气动力学中不同类型流动的详细过程，例如亚、超音速定常流。

1. 面元法的原理面元法是一种基于有限元分析的数值计算方法，它将数值区域分割成有限的小元素网格。

把要研究的气体流动分成许多较小的体积元，把空间均匀分隔成小的方块，利用积分的方法，使用小元素代替所有的空气流动场，把不同的空气物理参数和流体动力学参数放置在空间上作为物理性质，然后在相应的物理领域中利用某种数值方法解决增量法子积分方程以精确反映各有限元素温度、压力及其他参数的变化情况。

2. 面元法的优势（1）处理的领域更大：面元法没有限制对空气流动的研究范围，无论是亚、次、超音速定常流还是不定常，传热流动都可以研究。

（2）正演和反演共用一套程序：在有限元法中，正演和反演均使用相同的程序。

因此，一旦正演程序完成，反演程序就可以直接使用。

（3）模拟气动元件容易扩展和灵活：在面元法中，优化参数可以采用正向步骤中简化处理的元件，例如涡轮叶片和泄漏口等，也可以使用稍有计算量的计算方法研究新的元件形状。

3. 面元法的应用（1）工业领域：面元法可以用于分析不同类型的流体动力学，如亚、次、超音速、不定常、加热流体等空气动力学问题，并应用于诸如发动机、压气机、涡轮叶片、室内通风以及内部发动机性能测试、飞机机翼以及空气动力发动机研究等工业领域。

（2）气象领域：用于了解大气粒子运动、大气参数及其空间分布、大气污染物散布规律等领域，有助于分析和预测大气污染源位置及其影响范围。

（3）航天领域：可以用于分析飞行器旋翼翼型生成的气动力的分量等问题，有助于研究气动力学及其对飞行器性能的影响。

综上所述，面元法是一种能够快速、精确、可靠地模拟亚、超音速定常流空气动力学过程的有效数值求解方法，它尤其适用于空气动力学中复杂问题的模拟，为空气动力学的研究提供了强大的支撑。

电动飞机分布式螺旋桨—机翼设计分析方法研究

电动飞机分布式螺旋桨—机翼设计分析方法研究作者：孙宗燕王强乔伟付畅郑亚飞宋佳阳来源：《航空科学技术》2024年第01期摘要：为逐步实现航空器从传统能源到清洁能源的转换，将传统涡桨飞机改型成分布式电推进螺旋桨飞机是目前重要的研究方向。

本文以运12F飞机巡航性能为约束，根据动量理论对其改型为分布式螺旋桨飞机后的机翼参数进行修正；从螺旋桨桨盘面积、螺旋桨与电动机匹配关系、螺旋桨质量三个方面综合评估确定分布式电推进螺旋桨个数；根据巡航及爬升任务剖面的拉力需求进行螺旋桨设计；将最终确定的分布式螺旋桨—机翼模型与原型机模型在OpenVSP中进行升阻力对比分析。

结果表明，分布式螺旋桨的滑流效应在小速度、大迎角下增升作用更明显，可用于提升飞机起飞及爬升阶段性能指标。

在巡航及爬升状态下，分布式螺旋桨上置比下置升力特性更好，升力系数可提高约5%，但在小速度时，升力系数提升的代价是阻力系数增加。

本文研究为传统涡桨飞机改型为分布式螺旋桨飞机总体设计提供了参考。

关键词：分布式电推进； Y12F；概念设计； OpenVSP；涡格法；螺旋桨滑流；螺旋桨设计中图分类号：V271 文献标识码：A DOI：10.19452/j.issn1007-5453.2024.01.006随着环境与能源问题的显现，国内外逐渐重视航空运输业在燃油消耗、噪声控制、污染排放等方面的問题。

节能环保、效率高、能耗低的新能源飞行器逐渐成为现代航空运输业发展的主要方向[1]。

其中，电动螺旋桨飞机在能耗、稳定性和经济性方面具备明显优势，是目前世界上各大航空制造商的研制焦点。

但电动螺旋桨飞机也存在一定不足，如其受到电机、电池技术的限制，航程、航时普遍较短。

这在要求电推进系统技术提高的同时，也要求飞机设计人员尽可能地提高飞机气动效率，以尽量减少能量消耗。

分布式螺旋桨设计概念的出现，有助于提高飞机气动效率[2]。

位于机翼前缘之前的分布式螺旋桨产生的滑流可以显著提高桨盘后空气流速，增加机翼升力，从而减小机翼面积，降低飞行过程中的阻力，改善飞行性能。

关于面向对象方法在面元法计算中的应用

个名称。类是抽象概念，它是由一个对象集合而成。
２００６年１月２１１日收到
维普资讯
８期
苏
剑，等：关于面向对象方法在面元法计算中的应用
关系来描述。面元法计算主要分三个步骤：一是第产生几何图形，即将所要计算的复杂几何体的几何外形输入计算程序中；二是求解方法，奇点分第如布、影响系数计算、程组求解；方第三是后置处理，如气动力参数结果计算和显示。几何计算数据可以分为两大部分。其一是模型的数据，另一个是控制参数。具体分布见图１。
２０ＳｉＴｃ．ｎｎ．０７ｃ．ｅｈＥｇｇ
通信技术
关于面向对象方法在面元法计算中的应用
苏剑杨永
（北工业大学航空学院，安７０７）西西１０２
摘
要
介绍了当今最流行的面向对象的程序设计方法，讨论了这种方法应用在面元法计算中的优点，并详细介绍了该如何面向对象面元法图形用户界面文献标识码Ａ
用图形用户界面去开发面向对象的面元法程序。
关键词
中图法分类号Ｔ９１７；Ｎ１．３
面向对象技术是当今最流行的软件开发技术。其核心有两点：一是计算机软件开发面向被处理第
的事物对象，即站在被处理事物的立场上，按事物自
正是由于上述特点，才使得面向对象方法有了

高超声速气动力及导数计算报告概要

高超声速气动力及导数计算报告撰写人：学号: 班级：2012年10月25日一引言实验目的：①熟练运用面元法中有关网格划分的方法；②掌握高超音速气动力工程估算方法中面元法及牛顿法；同时，比较两者的计算结果，并分析差异产生原因。

实验条件：编程计算该旋成体的升力、阻力、升阻比及俯仰力矩系数，还有导数作出曲线。

图（1）计算条件：530, 4.5~10.5,10,0M H km αβγ∞=-︒︒==== 几何参数：0.1,0.5, 3.912a m b m D m === 飞行器运动状态：0P Q R ===二计算方法规定导弹的体坐标系为：X 轴沿着导弹纵轴向后，Y 轴垂直于弹体向上，Z 轴于其它两轴构成右手坐标系，即指向导弹左侧，原点位于导弹前缘点。

取原点为参考点。

牛顿法：牛顿法的假设如下： ①攻角α小于物面倾角θ；②假设流体由大量均匀分布的，彼此独立无相互作用的质点所组成，它们排列整齐、平行地沿着直迹线流向物体。

③流体质点流与物面碰撞时，流体质点将失去与物面垂直的法向动量，而保持原有的切向动量沿物面向下流下去。

由于法向动量的变化从而引起流体作用在物体上的力。

④流体对物面的压力只作用在物面能与流体质点相碰撞的表面上，而遮蔽区上压力为零。

牛顿公式：22sin p C θ=其中θ为来流速度方向与物面切面的夹角。

由课本可知：222220max2221[2(cos sin sin cos )()24cos sin cos sin sin sin cos cos sin ]kr xt k k k k C r rdrαθαθπγπααθθγαθγγ=+- +-⎰2220max222232[2cos sin cos sin cos sin 2sin (cos sin 2sin cos )2cos sin cos sin ()sin cos sin ]3kx yt k k k k k C r rdxααθθγγγαθπαθααθθπγαθγ-=- +--+⎰对于圆球部分，由于用于验证，我们假设α<θ,0k γ=:22221122max max()cos sin 2xt qiur r C r r αα=+ 212max()cos sin yt qiur C r αα= 对于圆锥部分，由于每一部分圆锥各自的k θγα、、一直为常值，因此直接带入积分进行计算，仅与k γα、有关，当αθ>时，()arccos k γθα=.其余为零。

任意滚动角极小展弦比组合体的气动力计算方法

过，可能出于新的计算组合体方案的考虑，他们不仅得到了滚动角Ｏ。的升力和压心，还给出滚动角４５。的
升力和压心，适用于马赫数大于２．５，迎角达到２０。。
气动设计师不会设计出像鱼背鳍似的升力面，它完全出于产品运输和发射技术的考虑，或者作为电线管道的整流罩。从外形上，立刻可以得到结论，它的巡航能力不是它的特长，而且，以小迎角状态飞行时，
方法，存在较大的难度，要突破这种尴尬局面，应该转
展弦比的优点—— 非线性升力快速增加。文献［１］对极小展弦比翼身组合的气动特性做过分析，在组合体产生滚动的状态下，特别将滚动角０。，与４５。相比，像升力，压力中心等气动性能，出现空前未有的大变化，结果表明是升力面诱导出强烈的前
向流动机理的分析。
一
些国外文献也分析了极细长翼滚动干扰机
理，他们确信，在绕流流场是超音速条件下，翼片之间的干扰是激波后涡量引起的；这一结论即使正确，
也缺乏普遍性，因为在亚、跨音速流动里，也存在同一
动
力
学
学
报
Ｖｏ１．３１。Ｎｏ．１
Ｆｅｂ．，２Ｏ１３
２０１３年２月文章编号：０２５８ — １８２５（２０１３）０１ — ００９９ — ０４

面元法

2

x x
0
z
2
z
2
d x0
引入变换：
x0 x z
d
:
w x , 0 lim
z0
x d
2

1
2

x
2
arctan

x
2
奇异单元的数学表述——源
• 在下表面： z 0
d x0
引入变换：

x0 x z
d
:
x , 0 lim
z0
x d 2

1
2

x
2
arctan

x
2
奇异单元的数学表述——偶极子
• 在下表面： z 0
kuttakutta条件条件二维二维三维三维32离散的方程组离散的线性方程组离散的线性方程组物体内部等势物体内部等势kuttakutta条件条件尾流模型尾流模型ikikikil32离散的方程组最终得到离散的线性方程组最终得到离散的线性方程组111221221112212211122122已知已知已知已知已知已知可计算可计算可计算可计算33问题的求解求解的简要流程求解的简要流程定常问题非定常问题开始开始是否结束是否结束结束结束初始化初始化dtdt计算各控制点处计算各控制点处的诱导速度的诱导速度计算源强度计算源强度移动尾流面元移动尾流面元求解偶极子强度求解偶极子强度结果后处理结果后处理开始开始结束结束初始化初始化计算各控制点处计算各控制点处的诱导速度的诱导速度计算源强度计算源强度求解偶极子强度求解偶极子强度结果后处理结果后处理34后处理速度场分布速度场分布空间速度场分布空间速度场分布表面速度场分布表面速度场分布34后处理压力场分布压力场分布refrefrefrefref34后处理合力与合力矩合力与合力矩合力矩合力矩合力合力其它商业软件41软件的使用方法42机翼规则几何体飞艇导弹42算例机翼求解条件机翼翼平面与翼型为了计算机翼的气动特性需要给出